摘 要:某1Cr11Ni2W2MoV鋼高壓渦輪軸在進(jìn)行疲勞試驗后,其渦輪軸端面和軸體轉(zhuǎn)接處存 在沿圓周方向的長度為200mm左右的穿透性裂紋。采用宏觀觀察、金相檢驗、斷口分析等方法分 析裂紋形成的原因。結(jié)果表明:該裂紋性質(zhì)為疲勞裂紋,渦輪軸的材料正常,裂紋產(chǎn)生的主要原因 是渦輪軸的上、下支撐板軸承安裝孔同軸度偏差較大,導(dǎo)致渦輪軸在疲勞試驗過程中呈偏轉(zhuǎn)狀態(tài), 最大應(yīng)力位置發(fā)生改變,在端面和軸體的拐角處產(chǎn)生應(yīng)力集中,促使裂紋形成。
關(guān)鍵詞:航空發(fā)動機(jī);渦輪軸;疲勞壽命;同軸度
中圖分類號:TB31;TG115.2 文獻(xiàn)標(biāo)志碼:B 文章編號:1001-4012(2023)02-0054-04
1Cr11Ni2W2MoV 鋼具有良好的強(qiáng)度、韌性和 一定的抗腐蝕性[1-2],經(jīng)常用于航空發(fā)動機(jī)中600℃ 下工作的盤件、葉片和軸等零部件[3-4]。航空發(fā)動機(jī) 中的壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子軸、渦輪轉(zhuǎn)子軸等是發(fā)動機(jī)中傳遞 功率的重要部件,通常稱為主軸,主軸失效會產(chǎn)生極 其嚴(yán)重的后果。由于航空發(fā)動機(jī)的工作特點(diǎn),主軸 需承受扭矩、軸向力、彎矩及振動扭矩等多種載荷, 因此對主軸在復(fù)合載荷下的疲勞壽命提出了極高要 求[5]。發(fā)動機(jī)的臺架在試車過程中很難實現(xiàn)主軸的 真實工作狀態(tài),通常是設(shè)計專門的試驗器對主軸施 加復(fù)合載荷,以估算其疲勞壽命[6]。
某型航空發(fā)動機(jī)的高壓渦輪軸在試驗器中進(jìn)行 疲勞試驗,渦輪軸結(jié)構(gòu)如圖1所示。在完成了1500 次低循環(huán)、2×106 次高循環(huán)疲勞試驗后,彎矩載荷不 穩(wěn)定,加彎軸異常偏轉(zhuǎn),試驗暫停,檢查軸試驗器后, 發(fā)現(xiàn)高壓渦輪軸產(chǎn)生裂紋。筆者采用一系列理化檢 驗方法分析了裂紋產(chǎn)生的原因,提出了改進(jìn)意見。
1 理化檢驗
1.1 宏觀觀察
高壓渦輪軸斷裂的特征為:凸臺與軸身拐角處 產(chǎn)生穿透性裂紋,軸體出現(xiàn)了較大扭轉(zhuǎn)變形,不能將 軸體從試驗器中正常拆卸,因此在裂紋附近對軸身 進(jìn)行了切割,裂紋宏觀形貌如圖2所示。
裂紋基本沿轉(zhuǎn)接拐角處周向分布,裂紋尾部與 主裂紋呈135°角,沿軸體擴(kuò)展,裂紋兩側(cè)外形吻合, 可見明顯的二次裂紋。裂紋兩側(cè)在軸體拐角處有明 顯變形。軸體外表面可見沿圓周方向的磨損燒蝕特 征[見圖3a)],裂紋區(qū)域臺階上的銷子均有不同程 度磨損[見圖3b)]。
在裂紋處剖開試樣,可見斷面有兩種差異較大 的特征,斷面中部區(qū)域(區(qū)域1)平坦,該區(qū)域裂紋擴(kuò) 展路徑均沿軸體和端面臺階的圓周分布,該區(qū)域長 度約為5cm,占裂紋長度的1/4;斷面兩側(cè)區(qū)域(區(qū) 域2)起伏明顯,且可見沿圓周和壁厚方向的大應(yīng)力 撕裂特征,區(qū)域3為人工打斷區(qū)(見圖4)。
通過宏觀斷口的放射棱線可判斷裂紋起源于1 區(qū),裂紋產(chǎn)生于軸體外表面與端面臺階轉(zhuǎn)接拐角處 圓周表面,裂紋源區(qū)呈多處點(diǎn)源或線源形式。
1.2 斷口分析
在掃描電鏡(SEM)下觀察斷口形貌,可見斷面 磨損嚴(yán)重(見圖5)。
斷口1區(qū)可見解理河流狀花樣,2區(qū)可見大應(yīng) 力撕裂快速擴(kuò)展和磨損特征,3區(qū)呈現(xiàn)韌窩特征。 斷口3個區(qū)域的SEM 形貌如圖6所示。
沿裂紋附近的拐角處縱向取樣,觀察拐角處截 面與軸身的顯微組織(見圖7),由圖7可知:材料的 顯微組織正常,為板條狀馬氏體。
1.3 化學(xué)成分分析、硬度測試和力學(xué)性能測試
在軸體裂紋附近取樣,并進(jìn)行化學(xué)成分分析、硬 度測試和力學(xué)性能測試,結(jié)果如表1,2所示。由表 1,2可知,結(jié)果均符合鍛件的驗收要求。
1.4 應(yīng)力分析
檢查渦輪軸試驗器的上、下支撐板軸承安裝孔 的同軸狀況,測得其同軸度為4.98mm,對渦輪軸進(jìn) 行設(shè)計狀態(tài)和偏轉(zhuǎn)狀態(tài)的應(yīng)力分析。
在試驗設(shè)計狀態(tài)下,高壓渦輪軸等效應(yīng)力分布 如圖8,9所示,高壓渦輪軸最大應(yīng)力位置在鎖片槽 根部倒圓位置,此時凸臺根部倒圓位置截面的平均 應(yīng)力為595MPa,應(yīng)力集中系數(shù)為1.99;鎖片槽根部 倒圓位置截面平均應(yīng)力為593MPa,應(yīng)力集中系數(shù) 為2.47。
根 據(jù) 上、下 支 撐 板 軸 承 安 裝 孔 同 軸 度 為 4.98mm(上 支 撐 板 相 對 于 下 支 撐 板 軸 線 偏 離 2.49mm),高壓渦輪軸偏轉(zhuǎn)如圖10所示,對偏轉(zhuǎn)狀 態(tài)下的高壓渦輪軸進(jìn)行應(yīng)力分析(見圖11,12),高 壓渦輪軸最大應(yīng)力位置變?yōu)橥古_根部倒圓處,此時 凸臺根部倒圓位置截面平均應(yīng)力為710MPa,應(yīng)力集中系數(shù)為2.44;鎖片槽根部倒圓位置截面平均應(yīng) 力為634MPa,應(yīng)力集中系數(shù)為2.75。
根據(jù)對比設(shè)計與偏轉(zhuǎn)狀態(tài)下的應(yīng)力分布,由于 彎矩載荷的存在,設(shè)計狀態(tài)下凸臺根部倒圓處截面 應(yīng)力分布不均勻,但差別不大,而受試驗件偏轉(zhuǎn)的影 響,凸臺倒圓處應(yīng)力分布不均勻程度進(jìn)一步增大。 高壓渦輪軸凸臺根部截面設(shè)計狀態(tài)與偏轉(zhuǎn)狀態(tài)下各 方向應(yīng)力分布如圖13所示。高壓渦輪軸凸臺根部 截面設(shè)計狀態(tài)與偏轉(zhuǎn)狀態(tài)下應(yīng)力計算結(jié)果如表3 所示。
2 綜合分析
高壓渦輪軸的裂紋源區(qū)呈多源特征,源區(qū)軸體 表面的機(jī)械加工刀痕完整,在斷口上發(fā)現(xiàn)嚴(yán)重磨損 痕跡,軸體變形較大。高壓渦輪軸的化學(xué)成分分析 結(jié)果和力學(xué)性能測試結(jié)果均正常。
復(fù)查零件的生產(chǎn)、裝配和試驗過程,發(fā)現(xiàn)上、下 支撐板軸承安裝孔同軸度偏差較大。渦輪軸偏轉(zhuǎn)后 最大應(yīng)力位置變?yōu)橥古_根部倒圓拐角處(與實際裂 紋產(chǎn)生位置吻合),該處截面的平均應(yīng)力由595MPa 增大至 710 MPa,應(yīng)力集中系數(shù)由 1.99 增大至 2.44,相比試驗設(shè)計狀態(tài),應(yīng)力集中改變使零件的疲 勞壽命出現(xiàn)大幅下降。
試驗器安裝時,上、下支撐板的軸承安裝孔不同 軸,使得高壓渦輪軸與高壓壓氣機(jī)傳動軸不同軸,進(jìn) 一步引起軸向力加載方向與高壓渦輪軸試驗件不同 軸,從而造成高壓渦輪軸凸臺根部倒圓拐角處周向 應(yīng)力不均勻;在較高的低周應(yīng)力和高周應(yīng)力共同作 用下,應(yīng)力集中區(qū)域的抗疲勞性能降低,導(dǎo)致裂紋萌 生;裂紋持續(xù)擴(kuò)展達(dá)到一定長度后,渦輪軸在持續(xù)載 荷的作用下發(fā)生扭曲變形,導(dǎo)致應(yīng)力進(jìn)一步分布不 均,斷口快速撕裂擴(kuò)展。
3 結(jié)論
根據(jù)分析結(jié)果,制訂了改進(jìn)和預(yù)防措施:在試驗 器設(shè)計圖中增加上、下支撐板軸承安裝孔的同軸度 0~0.2mm的要求,增加試驗裝配過程中的檢測工 裝,保證裝配過程中同軸度的實時調(diào)整。
參考文獻(xiàn):
[1] 孫奇,張立新,韋廷立,等.回火溫度對1Cr11Ni2W2MoV 鋼沖擊性能的影響[J].理化檢驗(物理分冊),2017, 53(3):165-168.
[2] 孫小嵐,楊堃.1Cr11Ni2W2MoV 模鍛件耐蝕性改進(jìn) 工藝[J].電鍍與涂飾,2021,40(6):405-409.
[3] 徐杏杏,何軍剛,胡鍇,等.1Cr11Ni2W2MoV 不銹鋼 沖擊性能不合格原因探討[J].理化檢驗(物理分冊), 2014,50(8):596-598.
[4] 黃春峰.航空1Cr11Ni2W2MoV鋼葉片的熱加工工藝 與力學(xué)性能[J].航空精密制造技術(shù),1998(2):29-31.
[5] 陸山,陳倩,陳軍.航空發(fā)動機(jī)主軸疲勞壽命預(yù)測方法 [J].航空動力學(xué)報,2010,25(1):148-151.
[6] 王通北,陳美英.軍用航空發(fā)動機(jī)主軸疲勞壽命的試 驗驗證[J].航空發(fā)動機(jī),2000(3):42-49,65.
<文章來源>材料與測試網(wǎng) > 期刊論文 > 理化檢驗－物理分冊 > 59卷 > 2期 (pp:54-57)>
